用于降低高速运载工具的前缘中的热应力的系统

技术领域

本主题大体上涉及用于在诸如高超音速飞行器的高速运载工具中使用的前缘技术。

背景技术

高速运载工具经常经历由在高速操作期间经历的高热负荷引起的热管理问题(特别是在自由空气流冲击运载工具的前缘处)。例如，在涉及高超音速飞行器的应用中，前缘可包括机头、发动机整流罩以及机翼和稳定器的前缘。特别是当这些运载工具在高超音速范围内(例如，5马赫或更大)操作时，前缘可受到非常高的热负荷(例如，500–1500 W/cm

材料和制造技术的改进已使得高超音速飞行器能够在更高的速度和温度下操作。例如，已开发材料来提高构件可承受的温度，同时保持其结构完整性。在这方面，例如，镍基超级合金可用于800℃，单晶材料可用于1200℃，并且对于甚至更高的温度来说，可能需要难熔金属。另外，已开发多种冷却技术来向高超音速运载工具的前缘提供冷却。然而，运载工具速度和高速飞行时间的持续时间的对应进步已产生进一步改进高速运载工具的前缘的冷却能力和高温耐久性的需求。

另外，因为热负荷在高超音速运载工具的滞止点或前缘处最大，所以在限定前缘的结构内可产生大的温度梯度。例如，前缘的最外层可经历最高的热和最大的热膨胀，而最内层可经历相对低的热和较小的热膨胀。结果，在前缘内可产生热应力，这种热应力可造成构件失效或劣化。

因此，改进高超音速飞行器和推进技术将是有用的。更具体地，改进用于降低高超音速运载工具的前缘内的热应力的热管理技术将是特别有益的。

发明内容

本发明的方面和优点将在以下描述中得到部分阐述，或可根据描述而为显然的，或可通过实践本发明而了解。

在本公开的一个示例性实施例中，一种用于高超音速运载工具的前缘组件，前缘组件包括：外壁，其向前端渐缩；末梢部分，其接合到外壁的前端，并朝向前缘向前延伸，末梢部分包括：内层，其定位在末梢部分的后端处；外层，其在末梢部分的前端处限定前缘；以及一个或多个顺应层，其定位在内层和外层之间，以用于便于内层和外层之间的移动。

根据另一个示例性实施例，一种用于高超音速运载工具的前缘组件，前缘组件包括：外壁，其向前端渐缩；末梢部分，其接合到外壁的前端，末梢部分包括彼此交替堆叠的多个结构层和多个顺应层，其中多个顺应层便于多个结构层之间的移动。

技术方案1. 一种用于高超音速运载工具的前缘组件，所述前缘组件包括：

外壁，其在所述外壁的前端处渐缩；

末梢部分，其接合到所述外壁的所述前端，并朝向前缘向前延伸，所述末梢部分包括：

内层，其定位在所述末梢部分的后端处；

外层，其在所述末梢部分的前端处限定所述前缘；以及

一个或多个顺应层，其定位在所述内层和所述外层之间，以用于便于所述内层和所述外层之间的移动。

技术方案2. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述末梢部分进一步包括：

定位在所述内层和所述外层之间的中间层，并且其中，所述一个或多个顺应层包括定位在所述内层和所述中间层之间的第一顺应层和定位在所述中间层和所述外层之间的第二顺应层。

技术方案3. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述外壁包括由腔室分隔的第一壁区段和第二壁区段，并且其中，所述内层、所述中间层和所述外层各自为弯曲的，并且在所述第一壁区段和所述第二壁区段之间延伸。

技术方案4. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述内层和所述外层由不同的材料制成。

技术方案5. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述外层和所述内层由金属、陶瓷材料或陶瓷基体复合材料制成。

技术方案6. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述外层和所述内层具有不同的密度。

技术方案7. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述一个或多个顺应层中的至少两个由不同的材料制成。

技术方案8. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述内层和所述外层具有第一热膨胀系数，并且顺应层中的所述一个或多个顺应层具有第二热膨胀系数，所述第二热膨胀系数大于所述第一热膨胀系数。

技术方案9. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，至少一个冷却通道穿过所述内层、所述外层和所述一个或多个顺应层限定。

技术方案10. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，进一步包括：

冷却剂供应源，其与所述至少一个冷却通道流体连通，以用于选择性地提供穿过所述至少一个冷却通道的冷却剂流。

技术方案11. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述前缘组件定位在所述高超音速运载工具的机翼、鼻锥、发动机整流罩、发动机入口、机身或稳定器上。

技术方案12. 一种用于高超音速运载工具的前缘组件，所述前缘组件包括：

外壁，其在所述外壁的前端处渐缩；

末梢部分，其接合到所述外壁的所述前端，所述末梢部分包括彼此交替堆叠的多个结构层和多个顺应层，其中，所述多个顺应层便于所述多个结构层之间的移动。

技术方案13. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述外壁包括由腔室分隔的第一壁区段和第二壁区段，并且其中，所述多个结构层是弯曲的并且在所述第一壁区段和所述第二壁区段之间延伸。

技术方案14. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述多个结构层由不同的材料制成。

技术方案15. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述多个结构层由金属、陶瓷材料或陶瓷基体复合材料制成。

技术方案16. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述多个结构层中的至少两个具有不同的密度。

技术方案17. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述多个顺应层中的至少两个由不同的材料制成。

技术方案18. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，所述多个结构层各自具有第一热膨胀系数，并且所述多个顺应层各自具有第二热膨胀系数，所述第二热膨胀系数大于所述第一热膨胀系数。

技术方案19. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，至少一个冷却通道穿过所述多个结构层和所述多个顺应层限定。

技术方案20. 根据任意前述技术方案所述的前缘组件，其特征在于，进一步包括：

冷却剂供应源，其与所述至少一个冷却通道流体连通，以用于选择性地提供穿过所述至少一个冷却通道的冷却剂流。

参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入本说明书中并构成本说明书的部分的附图图示了本发明的实施例，并与描述一起用于解释本发明的原理。

附图说明

在参考附图的说明书中阐述了本发明(包括其最佳模式)的针对本领域普通技术人员的完整且能够实现的公开。

图1是根据本公开的示例性实施例的高超音速运载工具的前缘的近视横截面示意图。

图2是根据本主题的示例性实施例的冷却前缘并便于高超音速运载工具的磁流体动力发电或控制的方法。

图3是根据本公开的另一个示例性实施例的高超音速运载工具的前缘的近视横截面示意图。

图4是根据本公开的另一个示例性实施例的高超音速运载工具的前缘的近视横截面示意图。

图5是根据本公开的另一个示例性实施例的高超音速运载工具的前缘的近视横截面示意图。

图6是根据本公开的另一个示例性实施例的高超音速运载工具的前缘的近视横截面示意图。

图7是根据本公开的另一个示例性实施例的高超音速运载工具的前缘的外壁的近视横截面示意图。

本说明书和附图中的参考字符的重复使用旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。

具体实施方式

现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中图示。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中相同或类似的标记已用于指代本发明的相同或类似的部分。

词语“示例性”在本文中用于意指“用作示例、实例或说明”。本文中描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为相对于其它实施方式而为优选的或有利的。此外，每个示例通过本发明的解释而非本发明的限制的方式来提供。实际上，对于本领域技术人员来说将显而易见的是，在不脱离本发明的范围的情况下，可在本发明中作出多种修改和变型。例如，作为一个实施例的部分而图示或描述的特征可与另一个实施例一起使用以产生再一个另外的实施例。因此，意图的是，本发明涵盖如归入所附权利要求书及其等同体的范围内的这样的修改和变型。

如本文中所使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可能够互换地使用，以将一个构件与另一个构件区分开，且不旨在表示单独构件的位置或重要性。除非上下文另外清楚地规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数个引用对象。除非本文中另外指定，否则用语“联接”、“固定”、“附接到”等指代直接联接、固定或附接以及通过一个或多个中间构件或特征的间接联接、固定或附接两者。

用语“前”和“后”指代燃气涡轮发动机或运载工具内的相对位置，并且指代燃气涡轮发动机或运载工具的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，“前”指代较接近于发动机入口的位置，并且“后”指代较接近于发动机喷嘴或排气口的位置。用语“上游”和“下游”指代相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”指代流体所流自的方向，且“下游”指代流体所流至的方向。

如在本文中遍及说明书和权利要求书而使用的近似语言适用于修饰可容许变化的任何定量表示，而不会造成与其相关的基本功能的改变。因此，由诸如“约”、“近似地”和“基本上”的一个或多个用语修饰的值将不限于所指定的精确值。在至少一些实例中，近似语言可对应于用于测量该值的仪器的精度，或用于构造或制造构件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可指代处于百分之10的裕度内。

在此且遍及说明书和权利要求书，范围限制组合且互换，除非上下文或语言另外指示，否则这样的范围被标识且包括包含在其中的所有子范围。例如，本文中所公开的所有范围都包括端点，且端点能够彼此独立地组合。

大体上，本主题的方面涉及用于诸如高超音速飞行器的高速飞行器或运载工具的前缘组件。如本文中所使用的，用语“高超音速”大体上指代约4马赫直至约10马赫或更大(诸如5马赫及以上)的空气速度。然而，应当认识到，本主题的方面并非仅限于高超音速飞行，而是可改为应用于涉及其它高速运载工具、射弹、物体等的应用。本文中对前缘组件关于在高超音速飞行器上的使用的描述仅为示例，其旨在便于解释本主题的方面。本主题不限于这样的示例性实施例和应用。

值得注意的是，如上文所解释的，诸如高超音速飞行器的高速运载工具在高速或高超音速操作期间典型地经历极高的温度和热梯度。由高热通量引起的温度梯度通常是比温度本身更严重的问题。例如，结构材料的导热性与热通量组合而设定材料内的温度梯度，并且在高热负荷下，该梯度导致机械应力，该机械应力引起材料的塑性变形或断裂。应当降低对结构材料的热负荷，以保持构件的结构完整性。

如上文所解释的，这样的高速运载工具的前缘通常经历最高的热负荷。例如，高超音速运载工具可包括多个前缘组件(例如，在本文中总体上由参考数字300标识)，其在高超音速飞行期间经历高热负荷。在这方面，前缘组件300可设置在飞行器机翼的前端、鼻锥、竖直稳定器、推进发动机的发动机整流罩或高超音速飞行器的其它前缘或表面上。根据本主题的示例性实施例，前缘组件300包括用于减轻这样的热负荷的影响(例如，通过将热从该区域带走)的特征。

值得注意的是，典型地合乎期望的是，使前缘组件300尽可能尖锐或尖，例如以便减小高超音速运载工具上的阻力。然而，现在参考图1，当前缘组件300形成为小曲率半径时，在前缘组件300内在其前部或前缘(在本文中也被称为滞止线、滞止点302或类似用语)处经历极高的温度和热梯度。在这方面，当高超音速运载工具以高超音速行进通过空气时，空气的自由流(例如，在本文中由参考数字304标识)越过前缘组件300并围绕前缘组件300，从而产生大的热负荷。本主题的方面涉及用于冷却前缘组件300的热管理技术和特征，特别关注接近于滞止点302的区域，在该区域典型地出现最严重的热管理问题。

应当认识到，本文中所图示的前缘组件300是示例性前缘的简化横截面图示。这样的前缘技术的尺寸、构造、几何形状和应用可变化，同时保持在本主题的范围内。例如，本文中所描述的前缘组件300限定在约1 mm和3 mm之间的半径。然而，根据备选实施例，前缘组件可具有任何其它合适的半径。

冷却技术和热管理特征在本文中被描述为用于冷却高超音速飞行器的一个或多个零件的部分，诸如机翼的前缘、机头、推进发动机或经历大的温度和热梯度的高超音速飞行器的其它零件。然而，应当认识到，本主题的方面可用于管理热负荷，诸如在任何构件内和任何合适应用中的高温和热梯度。在这方面，例如，本主题的方面可应用于任何其它高超音速运载工具或具有暴露于高温和/或大温度梯度的构件的任何其它技术或系统。

另外，尽管本文中描述了用于冷却高超音速运载工具的前缘组件300的多种技术、构件构造和系统，但是应当认识到，在不脱离本主题的范围的情况下，可对这样的技术作出变型和修改。另外，一种或多种这样的技术可彼此组合使用，以实现改进的冷却和热管理。在这方面，尽管为了清楚地描述每种技术如何工作而孤立地描述了每种冷却技术，但是所描述的实施例仅为旨在用于说明和解释目的的示例，而不旨在以任何方式限制本主题的范围。

另外，根据本主题的示例性实施例，本文中所描述的一些或所有构件可使用诸如3D打印过程的增材制造过程形成。使用这样的过程可允许高超音速运载工具的某些构件(诸如前缘组件300)一体地形成为单个整体构件，或者形成为任何合适数量的子构件。如本文中所使用的，用语“增材制造”或“增材制造技术或过程”通常指代如下的制造过程：其中(一种或多种)材料的连续层彼此上下地设置，以逐层地“构建”三维构件。连续层通常熔合在一起以形成整体构件，该构件可具有多种一体子构件。

尽管增材制造技术在本文中被描述为使得能够通过典型地在竖直方向上逐点、逐层构建物体来制造复杂物体，但是其它制造方法是可能的，并且在本主题的范围内。例如，尽管本文中的讨论涉及添加材料以形成连续层，但是本领域技术人员将认识到，本文中所公开的方法和结构可利用任何增材制造技术或制造技术来实践。例如，本发明的实施例可使用加层过程、减层过程或混合过程。

根据本公开的合适的增材制造技术包括例如熔合沉积成型(FDM)、选择性激光烧结(SLS)、诸如通过喷墨、激光喷射和粘合剂喷射进行的3D打印、立体光刻(SLA)、直接选择性激光烧结(DSLS)、电子束烧结(EBS)、电子束熔融(EBM)、激光工程化净成形(LENS)、激光净成形制造(LNSM)、直接金属沉积(DMD)、数字光处理(DLP)、直接选择性激光熔融(DSLM)、选择性激光熔融(SLM)、直接金属激光熔融(DMLM)和其它已知过程。

本文中所描述的增材制造过程可用于使用任何合适的材料形成构件。例如，该材料可为金属、混凝土、陶瓷、环氧树脂或任何其它合适的材料，其可为固体、液体、粉末、片材、线材或任何其它合适的形式或它们的组合。更具体地，根据本主题的示例性实施例，本文中所描述的增材制造的构件可部分地、整体地或以某种组合由包括但不限于下者的材料形成：纯金属、镍合金、铬合金、钛、钛合金、镁、镁合金、铝、铝合金以及镍基或钴基超级合金(例如，可从Special Metals Corporation获得的名称为Inconel®的超级合金)。这些材料是适合于在本文中所描述的增材制造过程中使用的材料的示例，并且通常可被称为“增材材料”。

另外，本文中所公开的增材制造过程允许单个构件由多种材料形成。因此，本文中所描述的构件可由上述材料的任何合适的混合物形成。例如，构件可包括使用不同的材料、过程和/或在不同的增材制造机器上形成的多个层、部段或部分。以这种方式，可构造具有不同材料和材料性质的构件，以用于满足任何特定应用的需求。另外，尽管本文中所描述的构件完全通过增材制造过程构造，但是应当认识到，在替代实施例中，这些构件中的全部或部分可经由铸造、机加工和/或任何其它合适的制造过程形成。实际上，材料和制造方法的任何合适的组合都可用于形成这些构件。

仍然参考图1，将根据本主题的示例性实施例更详细地描述前缘组件300。具体地，图1提供了前缘组件300的横截面视图，该前缘组件300可定位在高超音速飞行器的任何构件的前缘(例如，前端、前导端、上游端等)处。例如，前缘组件300可为例如高超音速推进发动机的入口管道的前缘、涡轮发动机的前缘、飞行器的机翼的前缘、飞行器的机头、竖直稳定器的前端等。

如本文中所解释的，在高超音速飞行操作期间，前缘组件300可经历大的热负荷。如本文中所使用的，用语“热负荷”等通常旨在指代在高超音速或高速运载工具的构件内经历的高温、温度梯度或热通量。根据本主题的示例性实施例，前缘组件300形成或设置有用于管理这些热负荷的热调节特征或技术。

例如，如下文参考图1更详细描述的，前缘组件300可包括用于提供通过前缘组件300的外壁320的诸如冷却流体或冷却材料的冷却剂的特征，以降低外壁320的温度和/或前缘组件300内经历的温度梯度。图2至图5提供了根据备选实施例的前缘组件300的冷却技术。应当认识到，本文中针对每个示例性前缘组件300描述的热调节特征和技术可单独使用，或者与本文中所描述的任何其它前缘技术组合使用，以调节高超音速运载工具的一个或多个前缘组件300上的热负荷，或者经历高热负荷的任何其它构件的任何其它表面上的热负荷。

如上文所解释的，外壁320和前缘组件300的其它构件可由任何合适的材料形成。根据示例性实施例，选择这样的材料以承受由高超音速飞行器的前缘经历的高热负荷。例如，外壁320可由铝、钛、钛铝化物、钨、钨合金、镍超级合金、难熔金属、单晶金属、陶瓷、陶瓷基体复合材料(CMC)、超高温陶瓷(UHTC，包括高熔点二硼化物、氮化物等)或碳-碳复合材料中的至少一种构造。另外，或者备选地，外壁320可包括诸如碳化硅(SiC)、SiC复合材料、碳纤维增强SiC基体和其它碳化物基体复合材料、具有和不具有表面涂层的复合材料的复合材料和/或包括耐火材料、铂族金属、铪合金等的高熵合金。然而，在某些应用中可能仍然合乎期望的是，提供用于由前缘组件300经历的高热负荷的热管理的额外的冷却能力。此外，如上文所解释的，增材制造技术可用于将前缘组件300(例如，包括外壁320)打印为单个整体构件，并且可便于改进冷却技术和前缘特征。

如所描绘的实施例中所示出的，外壁320大体上由第一壁区段322和第二壁区段324形成。更具体地，第一壁区段322和第二壁区段324各自包括一起形成外表面326的外表面和一起形成内表面328的内表面。另外，第一壁区段322和第二壁区段324可相对于彼此成角度，使得前缘组件300从前缘组件300的后端330向前缘组件300的前端332(例如，其对应于滞止点302)渐缩。换句话说，前缘组件300在靠近前缘组件300的后端330处更宽或更高，并且随着其接近滞止点302而变窄。值得注意的是，渐缩角可取决于空气动力学和其它考虑而变化，同时保持在本主题的范围内。例如，根据示例性实施例，前缘组件300可不为对称的，例如，在一侧上限定更尖锐的角度。

如上文所描述的，对于所示出的实施例，第一壁区段322和第二壁区段324的外表面326在滞止点302处相交，并且大体上形成外壁320的前缘部分340。前缘部分340还限定外表面326和内表面328的至少部分。对于所描绘的实施例，前缘组件300包括定位在第一壁区段322和第二壁区段324之间并与前缘部分340的内表面328流体连通的空腔或腔室342。另外，根据示例性实施例，前缘部分340限定穿过外壁320的至少一个流体通道350。

更具体地，根据所图示的实施例，流动通道350是穿过外壁320限定的孔或孔口，使得流动通道350从定位在内表面328处的入口352延伸到定位在外表面326处的出口354。另外，如所图示的，出口354定位在滞止点302处或前缘组件300的前端332处。尽管在图1中所描绘的横截面中图示了单个流体通道350，但是应当认识到，流体通道350可改为沿着前缘组件300的前缘或滞止线延伸的伸长狭槽。根据再一些其它实施例，前缘组件300的前缘部分340可包括沿着前缘组件300的长度(例如诸如沿着飞行器机翼的翼展)彼此间隔开的多个流体通道350。

实际上，流体通道350可穿过外壁320以任何合适的数量、几何形状、构造等来限定。例如，前缘组件300可大体上限定径向方向R和周向方向C。径向方向R在图1中所图示的横截面平面内从前缘部分340的曲率中心(未标记)向外延伸。周向方向C大体上从第一壁区段322到第二壁区段324环绕前缘组件300，如图1中所示出的。另外，前缘组件300可限定纵向方向L，根据本文中所描述的示例性实施例，该纵向方向L对应于高超音速飞行器的纵向方向L，并且基本上平行于前缘组件300和空气流304的主要方向之间限定的攻角。

根据所图示的实施例，流体通道350沿着径向方向R延伸穿过外壁320。然而，应当认识到，根据备选实施例，流体通道350可以以除径向方向R之外的角度穿过外壁320，可沿着第一壁区段322和/或第二壁区段324的长度穿过，可终止于内表面328和外表面326两者上的其它位置处，可在横截面尺寸或轮廓方面变化，或者可以以任何其它合适的方式变化，以用于将冷却流体360的流提供到前缘组件300内或前缘组件300上的期望位置。

在这方面，前缘组件300可进一步包括冷却剂供应源362，其用于提供通过流体通道350并流出前缘组件300的冷却流体360的流。如本文中所使用的，用语“冷却流体”、“冷却剂”等通常旨在指代穿过外壁320以冷却前缘组件300的外表面326的任何材料。根据本主题的实施例，如下文更详细描述的，冷却流体360可包括空气、水、蒸汽、液态金属、二氧化碳、氩气、氦气等中的至少一种。

应当进一步认识到，冷却流体360不限于材料的特定状态或相。在这方面，尽管用语“液体”和“流体”可用于指代冷却流体360，但是冷却流体360还可包括固体材料、蒸气等。此外，本主题不受冷却流体360的源的限制。例如，冷却流体360可从存储贮存器泵送，可作为固体材料包含在前缘组件300内，该固体材料在临界温度下液化，渗透通过前缘部分340或流体通道，蒸发以吸收热能，并随着其向下游流动而带走热能。

根据本主题的示例性实施例，冷却流体360可为固态或液态金属。例如，根据示例性实施例，冷却流体360是碱金属。可作为冷却流体360泵送通过前缘组件300的示例性液态金属可包括铯(Cs，其沸点为近似678℃)、钾(K，其沸点为近似774℃)、钠(Na，其沸点为近似883℃)、锂(Li，其沸点为近似1347℃)、铟(In，其沸点为近似2000℃)和/或镓(Ga，其沸点为近似2205℃)中的至少一种。另外，或备选地，冷却流体360可包括氨(NH

另外，冷却流体360可基于其诸如电离电势的材料性质来选择。冷却流体360的电离电势对于便于使用前缘组件300来进行磁流体动力控制或发电来说可为重要的(如下文所解释的)。例如，根据示例性实施例，液态金属冷却流体360可具有在约1和10电子伏(eV)之间、在约2和8电子伏(eV)之间、在约4和6电子伏(eV)之间或约5电子伏(eV)的电离电势。根据示例性实施例，选择冷却流体360，使得其电离电势远低于空气的电离电势。例如，O

这些材料可用作“种子”，其在远低于空气的温度下电离。应当认识到，用语“电离”等在本文中通常用于指代完全电离和部分电离两者。例如，用语电离可指代部分电离或弱电离，例如，其中离子的密度是中性物质的密度的一小部分(比如10

根据备选实施例，冷却流体360可基于另一种材料性质(诸如沸腾温度)来选择。根据示例性实施例，冷却流体360可具有低于外壁320的熔融温度的沸腾温度。以这种方式，外壁320或前缘组件300的其它部分可利用固体材料(例如，固态金属)浸渍，该材料被动熔融并作为冷却流体360流动。该熔融的金属冷却流体360将在外壁320开始熔融之前蒸发并开始冷却外壁320。以这种方式，冷却流体360在外表面326上的蒸发可将外壁320的温度保持在冷却流体360的沸点或沸腾温度。如果该沸点被选择为低于外壁320的熔融温度，则外壁320的结构完整性可被保持，直到冷却流体360已用尽。例如，根据一个实施例，液态金属冷却流体360具有大于约500℃、大于约700℃、大于约900℃、大于约1100℃或为约750℃的沸腾温度。另外，或备选地，液态金属冷却流体360的沸腾温度可低于约2000℃、低于约1500℃、低于约1000℃或低于约800℃。例如，根据示例性实施例，冷却流体360是锂(Li)，其在约1342°C下沸腾。

如本文中所使用的，用语“沸点”、“沸腾温度”等指代在1个大气压的环境压力下制成表的温度。然而，应当认识到，这样的沸腾温度在飞行条件下(例如，当环境压力和经历的压力不同时)可能不同。另外，尽管冷却流体360的沸点被描述为低于外壁320的熔融温度，但是应当认识到，可为合乎期望的是，使冷却流体360的沸点甚至更低，例如，对应于外壁320的完整性开始劣化或减弱时的某个预确定结构温度。

应当认识到，本文中所描述的冷却流体360仅是示例性的，而不旨在限制本主题的范围。例如，冷却流体360可被选择为液体或固体，可具有变化的沸点和电离电势，并且也可表现出其它材料性质。例如，可为合乎期望的是，使材料具有相对低的质量密度，特别是对于涉及飞行器的应用。另外，蒸发热对于确定所需冷却流体360的体积和质量来说可为重要的，例如，锂(Li)具有独特的高蒸发比热(每单位质量)。根据示例性实施例，冷却流体360可被选择成在相当低的熔融温度下熔融，例如，以使机载材料处理系统所需的复杂性最小化。

另外，或备选地，冷却流体360可为金属相变材料。例如，冷却剂可为金属，其构造成当暴露于在高超音速飞行操作期间在高超音速推进发动机的操作期间产生的温度时从固相变为液相或气相。另外或备选地，冷却剂可为金属，其构造成当暴露于在高超音速飞行操作期间在高超音速推进发动机的操作期间产生的温度时从液相变为气相。然而，在其它实施例中，可利用其它合适的冷却剂。

如图1中最佳地示出的，冷却剂供应源362与流体通道350流体连通，以用于选择性地提供穿过流体通道350的冷却剂360的流。具体地，根据所图示的实施例，冷却剂供应源362包括冷却剂贮存器364，并且机械泵366构造成用于将冷却流体360加压或供应到流体通道350。根据再一些其它实施例，冷却流体360可存储在加压罐内，以用于递送到流体通道350，或者前缘组件300可包括毛细管系统或用于驱动冷却流体360的另一毛细结构。备选地，冷却流体360可以以任何其它合适的方式从任何合适的位置输送。例如，如所图示的，冷却剂供应源362大体上将加压冷却流体360的流提供到与流体通道350流体连通的腔室342中。然而，应当认识到，根据备选实施例，冷却剂供应源362可包括直接流体联接到流体通道350的一个或多个导管。此外，尽管冷却流体360图示为来自单个冷却剂贮存器364的单个流，但是应当认识到，一种或多种冷却流体360可从多个冷却剂贮存器364提供，可包括处于不同压力的不同的(一种或多种)冷却流体360，等。

如上文所解释的，根据本主题的示例性实施例，冷却流体360的流可包括液态金属。值得注意的是，当液态金属冷却流体360在前缘组件300处暴露于这样的高温时，它可在离开流体通道350之后电离以产生电离蒸气流(例如，如总体上由图1中的参考数字370标识的)。该电离蒸气流370在前缘组件300上从滞止点302向下游传送。根据示例性实施例，该电离蒸气流370可便于用于发电和/或运载工具控制的磁流体动力过程。具体地，根据示例性实施例，前缘组件300可包括磁流体动力发电机372(“MHD发电机”)，其与电离蒸气流370相互作用以产生用于运载工具控制的电力或推力。

大体上，MHD发电机372可为适合于与电离蒸气流370相互作用以产生用于运载工具控制的电力或推力的任何装置。将认识到，MHD发电机372可大体上利用磁流体动力转换器，该转换器利用布雷顿循环来将热能和动能直接转换成电力。例如，MHD发电机372可包括定位在外壁320附近或外壁320内的一个或多个磁线圈和/或电极。根据示例性实施例，当电离蒸气流360穿过由线圈产生的磁场时，MHD发电机372可使用线圈来发电。另外，或备选地，MHD发电机372可激励磁线圈或电极，以便以通过向外壁320提供推力来控制或调整飞行的方式与电离蒸气流370相互作用。MHD发电机372可进一步包括控制器和独特的结构，其用于在高速飞行期间(诸如在高超音速飞行期间)实施用于转向的控制方法。

具体地，如图2中最佳地图示的，操作前缘组件300的方法可包括磁流体动力控制方法。具体地，方法400包括：在步骤410处，提供通过穿过高超音速运载工具的前缘限定的至少一个流体通道的冷却剂流，其中冷却剂流包括液态金属(或任何其它合适的种子材料)，液态金属在离开至少一个流体通道之后被电离，并作为电离蒸气流向下游传送。一旦实现电离蒸气流，步骤420就包括使用与电离蒸气流相互作用的磁流体动力发电机来产生用于运载工具控制的电力或推力。

另外，或备选地，如图3和图4中最佳地示出的，前缘部分340可构造为多孔前缘部分，其在本文中被标识为多孔末梢500。根据示例性实施例，前缘组件300构造成通过腔室342向前缘部分340的内表面328提供冷却流体360的流，使得冷却流体360的流可渗透通过多孔末梢500，并在高超音速运载工具或高超音速推进发动机的操作期间(例如在高超音速飞行操作期间)冷却前缘部分340。在这方面，流体通道350可穿过构成或限定多孔末梢500的多孔结构来限定。在本文中描述附图时，应当认识到，相同的参考数字可用于指代实施例之间相同或类似的特征。

具体地，如图3和图4中所示出的，前缘组件300的外壁320包括第一壁区段322和第二壁区段324，每个壁区段沿着纵向方向L从前端502和后端(例如，其可与前缘组件300的后端330对应)延伸。值得注意的是，第一壁区段322和第二壁区段324的前端502可在滞止点302之前停止。另外，多孔末梢500可接合到第一壁区段322和第二壁区段324的前端502。在这方面，多孔末梢500可大体上被限定为联接到第一壁区段322和第二壁区段324的弯曲区域，这些壁区段图示为基本上直的。

根据示例性实施例，例如，第一壁区段322、第二壁区段324和末梢部分500可同时增材制造为单个一体的整体构件。然而，如下文将更详细描述的，外壁320可为基本上实心的且气密的，而多孔末梢500可包括多孔结构，其用于允许冷却流体360的流朝向前缘组件300的前端332穿过多孔结构。

根据示例性实施例，前缘部分340或者更具体地多孔末梢500可限定用于使冷却流体360通过的恒定孔隙率。如本文中所使用的，用语“孔隙率”可通常用于指代材料或结构内的空隙或空白空间的量度。因此，具有孔隙率的结构具有开放的通道、单元或结构，流体可通过这些通道、单元或结构而从一个多孔单元流到另一个多孔单元。例如，孔隙率可用于指代空隙或开放空间的体积除以构件的总体积的分数。根据示例性实施例，多孔末梢500的孔隙率可大于约5%、10%、20%、40%或大于甚至50%。另外，或备选地，多孔末梢500的孔隙率可小于约80%、60%、40%、20%或5%。应当认识到，多孔末梢500的孔隙率可取决于应用而变化，同时保持在本主题的范围内。例如，孔隙率可基于冷却流体360的质量流量、多孔末梢500的机械性质、基于预期的飞行条件或基于任何其它合适的参数而变化。

值得注意的是，根据所图示的实施例，多孔末梢可限定可变孔隙率，例如，以便将冷却流体360集中在滞止点302附近。更具体地，多孔末梢500可包括第一多孔区域510、第二多孔区域512和第三多孔区域514。根据所图示的实施例，第一多孔区域510定位在前缘组件300的前端322处，并且包括滞止点302。相比之下，第二多孔区域512和第三多孔区域514中的每个都定位在第一多孔区域510或滞止点302的下游。根据示例性实施例，第一多孔区域510的第一孔隙率不同于第二多孔区域512的第二孔隙率。更具体地，根据示例性实施例，第一孔隙率大于第二孔隙率。类似地，第三孔隙率可与第二孔隙率相同或不同，但也小于第一孔隙率。例如，根据示例性实施例，第一孔隙率可比第二和第三孔隙率大至少约10%，诸如大至少约25%，诸如大至少约50%，诸如大至少约100%，并且比第二和第三孔隙率大高达约1000%。

类似于上文所描述的实施例，冷却剂供应源362可与腔室342和/或多孔末梢500流体连通，以用于选择性地提供穿过多孔末梢500的冷却剂360的流。具体地，根据所图示的实施例，多孔末梢500的内表面328暴露于腔室342内的加压冷却流体360。然而，流过第一多孔区域510的冷却流体360的量可大于流过第二多孔区域512和第三多孔区域514中的一个或两个的冷却流体360的量。值得注意的是，流过多孔末梢500的每个区域的冷却流体360的比率或量可通过操纵每个区域510-514内的孔隙率来调整。根据所图示的实施例，合乎期的是，在第一多孔区域510中具有最高的孔隙率，以将最大量的冷却流体360朝向热影响最大的区域(即，滞止点302)引导。另外，在滞止点302处较高的孔隙率可有助于补偿压力在该点处最高的事实，该事实减少了自然流向滞止点302的冷却流体360的量。

值得注意的是，多孔末梢500图示为具有三个不同的多孔区域510-514。然而，应当认识到，通过使用本文中所描述的增材制造技术，多孔末梢500可具有逐渐变化的孔隙率，即，使得孔隙率从外壁320的前端502连续地并逐渐地增加到滞止点302处的最高孔隙率。以这种方式，多孔末梢500可被设想为具有10个、20个、50个、100个或者甚至更多个子区域，每个子区域随着其接近滞止点302而具有逐渐增加的孔隙率。如所图示的，这些子区域中的每个沿着径向方向R从内表面328延伸到外表面326，并且沿着径向方向R具有基本上恒定的孔隙率。另外，根据备选实施例，这些区域中的一个或多个(诸如多孔区域510-514)也可沿着径向方向R在孔隙率方面变化。

根据示例性实施例，多孔末梢500可包括用于将冷却流体360的流引导至前缘组件300内的期望位置的额外的特征。在这方面，例如参考图4，多孔末梢500可包括多个内部屏障520，其分隔多孔区域510-514中的一个或多个。在这方面，如所图示的，内部屏障520是基本上沿着径向方向R从内表面328延伸到外表面326的直的且实心的壁。然而，根据备选实施例，多孔末梢500可具有更多的内部屏障520，内部屏障520可在其它方向上延伸穿过外壁320，可具有变化的厚度，等。其它构造是可能的并且在本主题的范围内。

现在具体地参考图4，前缘组件300可包括鼻罩530，其至少部分地定位在多孔末梢500上，以限制来自冷却剂贮存器364和/或腔室342的冷却流体360的流。具体地，鼻罩530防止冷却流体360从多孔末梢500或前缘部分340逸出，但是可由当前缘组件300暴露于预确定临界温度时烧蚀或熔融掉的材料制成。在这方面，例如，鼻罩530可由在多孔末梢500和外壁320达到其熔融温度之前熔融的材料构造。值得注意的是，当鼻罩530熔融时，冷却流体360被释放以将前缘组件300的温度冷却或保持在多孔末梢500和/或外壁320的熔点或低于该熔点。因此，根据示例性实施例，鼻罩530熔融的预确定临界温度低于前缘组件300的结构完整性开始退化的温度。尽管鼻罩530图示为与具有可变孔隙率的多孔末梢500一起使用，但是应当认识到，这两个特征可一起使用或者彼此独立地使用。

根据所图示的实施例，鼻罩530在整个多孔末梢500上延伸，例如，从第一壁区段322的前端502沿着周向方向C延伸到第二壁区段324的前端502。值得注意的是，根据示例性实施例，鼻罩530对于冷却流体360的流来说是不可渗透的。因此，冷却流体360包含在多孔末梢500、冷却剂贮存器364和/或腔室342内，直到鼻罩530熔融，这对应于需要冷却前缘组件300的时间。根据备选实施例，鼻罩530可覆盖少于多孔末梢500的整个部分。例如，鼻罩530可仅覆盖第一多孔区域510的前端332。备选地，鼻罩530可仅覆盖第二多孔区域512和第三多孔区域514。根据再一些其它实施例，鼻罩530的厚度(其可基本上沿着径向方向R测量)可取决于沿着多孔末梢500的周向位置而变化。根据再一些其它实施例，鼻罩530可为定位在流体通道350的出口354处的塞子(例如，如图1中所示出的)。在这方面，例如，鼻罩530可至少部分地在流体通道350内延伸。可对鼻罩530作出其它变型和修改，同时保持在本主题的范围内。例如，应当认识到，鼻罩530可通过利用不同的材料填充孔以堵塞孔并形成鼻罩530、通过将单独的帽元件附接到前缘组件300等来制成。

现在参考图5，前缘组件300可包括后隔板532，后隔板532定位在外壁320的后端330处，并且基本上垂直于纵向方向L延伸。如所示出的，腔室342被包封并限定在后隔板532、第一壁区段322、第二壁区段324和鼻罩530之间。因此，腔室342可为恒定体积的腔室或贮存器。例如，后隔板532可连接到高超音速运载工具的其余部分，可为可更换的构件等。根据这样的示例性实施例，腔室342可充有冷却流体360。值得注意的是，随着前缘组件300在高超音速操作期间变热，鼻罩530可缓慢熔融，同时腔室342内的压力由于冷却流体360的温度升高而增加。一旦前缘组件300的温度已达到临界温度，鼻罩530就熔融掉，并且腔室342被充分加压，以驱动通过多孔末梢500的冷却流体360的流，从而冷却前缘组件300。

根据再一些其它实施例，多孔末梢500可利用当鼻罩530熔融或烧蚀掉时从多孔末梢500渗出的材料填充。更具体地，根据示例性实施例，多孔末梢500可利用金属冷却流体360(例如，呈固体形式)填充，金属冷却流体360可具有相对低的熔点，使得填充多孔末梢500的孔的金属构造成在高温操作(诸如高超音速飞行操作)期间在高超音速推进发动机或高超音速飞行器的操作期间熔融。一旦填充多孔末梢500的孔的金属冷却流体360熔融，冷却流体360就可以以与上文参考图4描述的方式类似的方式流过多孔末梢500。

现在具体地参考图6和图7，将根据本主题的另一个示例性实施例描述前缘组件300。如下文所描述的，前缘组件300可由一个或多个壁形成，这些壁包括具有顺应界面的分层多功能材料，顺应界面用于减轻由高超音速飞行器在高热通量位置处(例如，滞止点302附近)经历的极端热应力。如下文将描述的，分层壁内的多个层中的每层可由相同的材料(例如，诸如金属或陶瓷材料)制成或者可由不同的材料制成。此外，每层可被定制以满足针对给定应用的具体需求，例如，基于预期的热负荷、预期的温度梯度、局部冷却特征的存在等。

如上文所解释的，前缘组件300可包括多种冷却技术，诸如用以提供发散冷却特征的技术，该冷却特征可包括定位在空腔342内的冷却流体360。值得注意的是，在这样的实施例中，最大的温度可在靠近滞止点302的外表面326上经历，并且最低的温度可在靠近可暴露于冷却流体360的内表面328的位置处经历。因此，跨越外壁320经历的大的温度梯度可造成显著的热应力(例如由于在外壁320的层或区域之间的变化的热膨胀)。

如图6中所示出的，前缘组件300可包括末梢部分550(例如，其可对应于前缘部分340)，末梢部分550接合到外壁320的前端502或者以其它方式定位在前缘组件300的前端332附近。如所示出的，末梢部分550包括彼此交替地堆叠的多个结构层552和多个顺应层554。以这种方式，多个顺应层554可便于多个结构层552之间的一些移动，并且还可在多个结构层552之间提供热中断或绝缘间隙。根据所图示的实施例，多个顺应层554在多个结构层552之间嵌入末梢部分550内，并且沿着外壁320或末梢部分550的厚度间隔开。

尽管层552、554在本文中被描述为“结构的”和“顺应的”，但是应当认识到，这些用语仅用于区分多种层，而不旨在将这样的层限于特定的材料或材料性质。另外，应当认识到，用语外壁320的“层”在本文中用于通常指代外壁320内的不同区域。在这方面，每层可为基本上等温或准等温的，例如，使得每层经历基本上类似的热负荷。然而，用语“层”并不旨在限制构造前缘组件300的方式，或者以其它方式指示或要求精确分层或层状的构造。例如，前缘组件300的“层”可全部使用具有不同密度、孔隙率、热膨胀系数或其它不同材料性质的一种或多种材料来增材制造为单个一体件。

多个结构层552和多个顺应层554可由任何合适的材料形成。例如，层552、554可由金属、陶瓷、陶瓷基体复合材料或本文中所描述的任何其它合适的材料制成。另外，根据示例性实施例，多个结构层552可由相同的材料形成，并且可具有相同的材料性质。相比之下，根据备选实施例，多个结构层552可具有不同的材料、成分或构造，以用于最佳地管理由前缘组件300经历的热负荷。类似地，多个顺应层554可各自由相同的材料或不同的材料形成，这些材料可包括或可不包括用于形成多个结构层552的材料。

例如，现在具体地参考图7，将根据本主题的示例性实施例描述末梢部分550的近视图。如所示出的，末梢部分550包括定位在末梢部分550的后端附近的内层560(即，多个结构层552中的一个)。在这方面，内层560可至少部分地限定前缘组件300的内表面328和腔室342。另外，末梢部分550包括外层562，外层562在前缘组件300的前端332处限定前缘或滞止点302。

在内层560和外层562之间，末梢部分550可包括一个或多个顺应层554。例如，顺应层554可便于内层560和外层562之间的移动。更具体地，如图7中所示出的，末梢部分550进一步包括中间层564和两个顺应层554。更具体地，第一顺应层566(即，多个顺应层554中的一个)定位在内层560和中间层564之间。另外，第二顺应层568定位在中间层564和外层562之间。应当认识到，末梢部分550可包括额外的结构层552和/或顺应层554。

应当认识到，用于限定末梢部分550的分层结构可用于前缘组件300的其它区域中、高超音速飞行器内的其它地方或者预期高热负荷的其它应用中。另外，尽管结构层552和顺应层554图示为在第一壁区段322和第二壁区段324之间弯曲，但是这些层552、554可采取任何其它合适的形状、尺寸或位置，以用于便于改进热应力的管理。

根据示例性实施例，结构层552中的一个或多个和顺应层554中的一个或多个可具有不同的材料密度。以这种方式，调整材料密度可影响在材料层内引起的应力，可调整该层的热导率，等。另外，结构层552中的一个或多个和顺应层554中的一个或多个可具有不同的热膨胀系数。以这种方式，可为合乎期望的是，将外层562形成为具有比内层560更低的热膨胀系数，例如，以减小当在高超音速操作期间暴露于不同温度时这两层之间经历的膨胀差异。

根据示例性实施例，多个顺应层554中的每个可限定厚度570。根据某些实施例，厚度570可小于约1毫米。多个结构层552之间的多个顺应层554可有效地用于沿着外表面326分布在例如滞止点302处的热，以减少滞止点302处的热集中。多个顺应层554可为具有由厚度570限定的内部体积的空腔，并且可利用具有相对高的传热系数的流体或材料层(诸如液态钠)填充。值得注意的是，在至少某些示例性实施例中，多个顺应层554可限定较小的厚度570，并且多个顺应层554之间的材料的厚度可小于或等于约1毫米。

应当进一步认识到，关于图6和图7描述的分层末梢部分可与本文中所描述的其它技术一起使用，以使前缘组件300的热负荷的影响最小化。例如，根据示例性实施例，末梢部分550可限定至少一个冷却通道(例如，诸如来自图1的流体通道350)，其用于向前缘组件300的外表面326提供冷却流体360的流。前缘组件300可进一步包括冷却剂供应源，诸如冷却剂供应源362，其用于向末梢部分550提供冷却流体360的流。此外，末梢部分550可类似于多孔末梢500而被分成子区域，其中每个区域具有不同数量、类型、材料和构造的结构层552和顺应层554。可作出其它变型和修改，同时保持在本主题的范围内。

本发明的另外的方面由以下条款的主题提供：

1. 一种用于高超音速运载工具的前缘组件，前缘组件包括：外壁，其向前端渐缩；末梢部分，其接合到外壁的前端，并朝向前缘向前延伸，末梢部分包括：内层，其定位在末梢部分的后端处；外层，其在末梢部分的前端处限定前缘；以及一个或多个顺应层，其定位在内层和外层之间，以用于便于内层和外层之间的移动。

2. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，末梢部分进一步包括：定位在内层和外层之间的中间层，并且其中，一个或多个顺应层包括定位在内层和中间层之间的第一顺应层和定位在中间层和外层之间的第二顺应层。

3. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，外壁包括由腔室分隔的第一壁区段和第二壁区段，并且其中，内层、中间层和外层各自为弯曲的，并且在第一壁区段和第二壁区段之间延伸。

4. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，内层和外层由不同的材料制成。

5. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，外层和内层由金属、陶瓷材料或陶瓷基体复合材料制成。

6. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，外层和内层具有不同的密度。

7. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，一个或多个顺应层中的至少两个由不同的材料制成。

8. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，内层和外层具有第一热膨胀系数，并且顺应层中的一个或多个具有第二热膨胀系数，第二热膨胀系数大于第一热膨胀系数。

9. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，至少一个冷却通道穿过内层、外层和一个或多个顺应层限定。

10. 根据任何前述条款的前缘组件，进一步包括：冷却剂供应源，其与至少一个冷却通道流体连通，以用于选择性地提供穿过至少一个冷却通道的冷却剂流。

11. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，前缘组件定位在高超音速运载工具的机翼、鼻锥、发动机整流罩、发动机入口、机身或稳定器上。

12. 一种用于高超音速运载工具的前缘组件，前缘组件包括：外壁，其向前端渐缩；末梢部分，其接合到外壁的前端，末梢部分包括彼此交替堆叠的多个结构层和多个顺应层，其中，多个顺应层便于多个结构层之间的移动。

13. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，外壁包括由腔室分隔的第一壁区段和第二壁区段，并且其中，多个结构层是弯曲的并且在第一壁区段和第二壁区段之间延伸。

14. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，多个结构层由不同的材料制成。

15. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，多个结构层由金属、陶瓷材料或陶瓷基体复合材料制成。

16. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，多个结构层中的至少两个具有不同的密度。

17. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，多个顺应层中的至少两个由不同的材料制成。

18. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，多个结构层各自具有第一热膨胀系数，并且多个顺应层各自具有第二热膨胀系数，第二热膨胀系数大于第一热膨胀系数。

19. 根据任何前述条款的前缘组件，其中，至少一个冷却通道穿过多个结构层和多个顺应层限定。

20. 根据任何前述条款的前缘组件，进一步包括：冷却剂供应源，其与至少一个冷却通道流体连通，以用于选择性地提供穿过至少一个冷却通道的冷却剂流。

本书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域中的任何技术人员能够实践本发明(包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法)。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等同结构元件，则这样的其它示例旨在处于权利要求书的范围内。